Двигатель ракетный

Ракетный двигатель на твердом топливе является простейшей формой теплового двигателя. Ракетное топливо—источник химической энергии, содержащий горючее и окислитель,—загружается в камеру сгорания перед каждым пуском двигателя. При сгорании топлива развивается значительное давление, и продукты сгорания выбрасываются через сопло, в конце которого они приобретают сверхзвуковую скорость. При этом в реактивном двигателе создается тяга, или движущая сила, достаточная для полета ракеты. Так как ракетный двигатель является реактивным, его энергия измеряется импульсом (произведением тяги на время). При горении топлива в ракетном двигателе он получает импульс, действующий в направлении, противоположном потоку истекающего из камеры газа. Этот импульс, отнесенный к единице массы сгорающего топлива, называется удельным импульсом [c.140]

Существенное развитие таких систем было выполнено в Институте машиноведения им. A.A. Благонравова Российской академии наук совместно с научно-исследовательскими институтами промышленности и конструкторскими бюро. Наиболее полно эти системы отработаны для предпусковых испытаний серийных водо-во-дяных реакторов, когда число точек измерения по всему первому контуру доходило до 1000. Аналогичные измерения делались на двигателях ракетно-космических систем, на аэродинамических трубах, на паровых турбинах. [c.94]

В связи с бурным развитием новой высокотемпературной техники (газовые турбины, ракетные двигатели, ракетные установки, МГД-генераторы, различного рода плазменные устройства и т. д.) жаропрочность становится одним из важнейших свойств, определяющих эксплуатационные качества материала. Возможные пути получения высокопрочных материалов будут рассмотрены ниже (см. 8). [c.206]

Вторая группа ДВС подразделяется на а) реактивные двигатели (ракетные и воздушно-реактивные) б) газовые турбины (транспортные и стационарные). [c.120]

Указанные выше основные предельные состояния П01-П03 были и будут оставаться не только как предмет нормативных разработок, но и как задача дальнейших научных исследований. Это в первую очередь относится к уникальным сосудам и трубопроводам (например, корпусам реакторов повышенной безопасности, двигателям ракетно-космических систем, хранилищам сжиженных углеводородов емкостью 100 ООО м и более, трубопроводам морской, горной и тоннельной прокладки, мощной горно-добывающей технике). [c.165]

H,0,(9()%)-JP-4 1,29 2471 266 Двигатели ракетных самолетов [c.23]

В качестве топливной смеси применялись двуокись азота и бензин, которые подавались в верхнюю часть камеры сгорания через расположенные друг против друга инжекторы с обычными регулировочными клапанами. Воспламенение осуществлялось с помощью электрической искры, для чего использовалось устройство, аналогичное запальной свече в современных двигателях внутреннего сгорания, расположенное в верхней части камеры. В первых испытаниях двигателя применялись гибкие шланги, соединявшие топливные баллоны с линиями питания двигателя. Ракетный двигатель был подвешен таким образом, что мог скользить по двум вертикальным направляющим. Тяга измерялась динамометром. Результаты опытов оказались вполне удовлетворительными. Ракетный двигатель весил 2, 5 кг и развивал тягу приблизительно в 90 КЗ при 300 вспышках в минуту. Оказалось, что двигатель мог бесперебойно работать в течение часа без появления заметных деформаций. [c.52]

В годы Отечественной войны находит применение и другой реактивный двигатель — ракетный. Первый в мире полет на самолете с ракетным двигателем был совершен в нашей стране в 1942 г. [c.4]

А.И. Бавер продолжил работы в институте электроугольной промышленности и буквально через несколько лет создал на подложке из обычного электродного графита ДЭЗа сопловой вкладыш с пиролитическим покрытием, который был использован в двигателе ракетной системы стратегического назначения, разработанной Московским институтом теплотехники (МИТ) под руководством главного конструктора Надирадзе. Проблема состояла в том, как совместить два графита — подложку и слой пирографита, имеющих очень разные коэффициенты термического расширения. И эта задача со многими осложнениями все же была решена. Другим путем пошли ученые ГИПХа, сумевшие создать так называемую водородную технологию изотропного пирографита, позволившую получать его в блоке. Эта технология была освоена на опытном заводе ГИПХа в Редкине. [c.112]

Хотя ракетные двигатели, работающие иа одиокомпо-нентном жидком топливе, оказались мало приспособленными для использования в качестве основных двигателей ракетных снарядов или самолетов, они тем не менее влол-не пригодны для многих вспомогательных операций. Всестороннее понимание механизма горения изолированной капли однокомпонентного топлива служит предпосылкой для разработки фундаментальных представлений о процессе горения в таких двигателях. [c.307]

Авиационный бензин Авюмобильный бензин Для быстроходных дизелей Для средне- и малооборотных дизелей Для воздушно-реактивных двигателей Ракетное горючее [c.143]

Первые ракетные двигатели работали на твердом тонливе — прессованном порохе. Пороховые ракетные двигатели известны еще с глубокой древности. Они просты по устройству и безотказны в работе-Однако порох имеет низкую теплоту сгорания (700—1000 ккал/кг). Кроме того, вследствие большой скорости горения пороха и небольшого запаса его, ограничиваемого размером камеры сгорания, время работы порохового ракетного двигателя очень мало (0,1 -]- 25 сек.) сила тяги, развиваемая двигателем, трудно регулируется. Пороховые ракетные двигатели применяют обычно в тех случаях, когда требуется двигатель однократного действия относительно небольшой мощности с малой продолжительностью работы (стартовые двигатели, двигатели ракетных снарядов ближнего действия и т. п.).. [c.588]

Н АРОПРОЧНОСТЬ — свойство конструкционного материала сохранять высокую сопротивляемость пластич. деформированию при значительном повышении темп-ры. В связи с бурным развитием новой высокотемпературной техники (газовые турбины, реактивные двигатели, ракетные установки и т. п.) Ж. становится одним из важнейших свойств, определяющих эксплуатационные качества материала. Для оценки Ж. материала пользуются различными условными характеристиками. Наиболее употребительными из них являются 1) предел ползучести в кГ1мм — напряжение, вызывающее суммарную деформацию в 1% за определенное время, напр, за 1000 часов. Обозначение а , где а. — предел ползучести дробный /1000 [c.7]

Следует, наконец, сказать несколько слов об исследовательской работе в области ракетных топлив и о возможной мощности будущих ракетных двигателей. Ракетное топливо, которое применяется с жидким кислородом, т. е. этиловый спирт и бензин, осталось в основном таким же, каким было и 15 лет назад, но скорость истечения увеличилась за это время с 1200 ж/се/с. до 2200 л /сек . —прогресс, происшед- [c.63]

Введение. Устойчивое горение жидких топлив в воздушно-реактивных двигателях, ракетных двигателях и т. п. возникает (при измеримых конечных скоростях) при установившихся или квазиустановившихся условиях. Прежде чем установится процесс устойчивого горения, всякое топливо дол кпо пройти через одпу или песколько быстропротекающих стадий, обычно называемых процессом воспламенения. Промежуток времени, прошедший до начала горения, пазьшается задержкой воспламенепня, точное определение его зависит от условий замера. На первоначальные стадии установившегося горения глубоко влияют явления переноса тенла и массы реа-гирующпх веществ, между тем как оба эти фактора менее важны во время переходных реакций. [c.392]

Низкотемпературная плазма характеризуется частичной или полной ионизацией атомов и молекул можно считать,, что такая плазма квазиней-тральна. Для получения такой плазмы (которая с точки зрения химика является высокотемпературной) в самое последнее время раскрылись огромные возможности в связи с развитием различного типа двигателей, ракетной и космической техники, развитием исследований в области термоядерного синтеза, газодинамики при наличии химических реакций, техщки газового разряда, плазменной металлургии и т. п. Поэтому оказалось возможным поставить вопрос о реализации химических реакций в[плазме на существенно новом технологическом уровне, чем 30—60 лет тому назад, когда предпринимались первые, еще весьма робкие и технически несовершенные попытки в этом направлении [2]. [c.411]

Коллрэк Р., Ацето JL Образование окиси азота в камерах сгорания газотурбинных двигателей/ / Ракетная техника и космонавтика. 1973. №5. С. 137-143. [c.123]

Справочник химика 21

Химия и химическая технология